竹质框架模型受侧向冲击测试及分析

针对第六届全国大学生结构设计竞赛命题要求设计一个四层缩尺竹质吊脚楼框架,测试其在侧向冲击载荷作用下的加速度响应.采用有限元软件LS-DYNA,对模型进行模拟分析.结果表明,有限元计算与加载测试所得的加速度时程曲线吻合较好.以该模型为基础进行参数分析,结果表明随拉带初始松弛量增大、撞击板质量减小,结构加速度响应增大;相较入射球质量,入射球速度对结构峰值加速度的影响更敏感,随入射球速度增大,结构峰值加速度增大.     

鱼雷垂直入水瞬间结构响应的数值模拟

垂直入水的鱼雷在短时间内弹道稳定，基于此，针对跨介质鱼雷撞水冲击造成的结构问题展开研究，探究了各舱段壳体和连接部位的轴向运动规律及受力特性，利用任意拉格朗日-欧拉算法及罚函数法建立了流固耦合数值模型，并对其合理性和网格无关性进行了验证。对采用不同连接方式的4种头型鱼雷分别模拟，并与整体式鱼雷进行了对比。结果表明：鱼雷撞水后加速度瞬间升高，头型越尖，所受的冲击越小；由于应力以波的形式向后传递，因此各舱段会依照距离头部的远近依次响应，且强度逐渐减弱；相邻壳体的相对静止状态被打破，运动过程中会不断拉压连接件，使之形状和位置都发生较大变化；壳体相互远离时，雷体外缘产生缝隙，此时连接件应力也达到最大，对连接的稳固性不利。因此，建议工程中增加密封圈或其他固定装置等，以加强对连接部位的保护。     

大型飞机货舱地板下部结构吸能特性研究

为了研究大型客机货舱地板下部结构吸能特性,在已开展的3框两跨货舱地板下部结构落重冲击试验基础上,建立了结构的细节有限元模型,开展了坠撞动力学仿真分析。与试验结果对比分析了货舱地板下部结构的变形模式、关键点位移及落重速度变化情况等,并得到了各部件能量吸收情况。研究结果表明：货舱地板下部结构有限元模型总体刚度与试验件基本相同,验证了有限元模型和材料模型的准确性。建立了货舱地板下部结构垂直坠撞工况模型,验证了货舱地板下部结构垂直坠撞与落重冲击工况的等效性。同时建立货舱地板下部结构垂直坠撞俯仰（3°,5°,7°和9°）与滚转（3°,5°,7°和9°）模型,通过变形模式及吸能分析对比,进行了俯仰、滚转对货舱地板下部结构适坠性的影响分析。结果显示,货舱地板下部结构俯仰及滚转对框组件、立柱及横梁变形和吸能有较大的影响。货舱地板下部结构适坠性研究可以为客舱地板下部结构适坠性设计和分析研究提供技术支持。     

竹质框架模型受侧向冲击测试及分析简

针对第六届全国大学生结构设计竞赛命题要求设计一个四层缩尺竹质吊脚楼框架,测试其在侧向冲击载荷作用下的加速度响应. 采用有限元软件LS-DYNA,对模型进行模拟分析. 结果表明,有限元计算与加载测试所得的加速度时程曲线吻合较好. 以该模型为基础进行参数分析,结果表明随拉带初始松弛量增大、撞击板质量减小,结构加速度响应增大;相较入射球质量,入射球速度对结构峰值加速度的影响更敏感,随入射球速度增大,结构峰值加速度增大.     

民机机轮收起着陆坠撞载荷计算

机轮收起着陆(Wheels-UP Landing)坠撞载荷是飞机结构强度设计的重要部分,对飞机适航认证安全性有重要意义。通过对适航认证条款的解读,结合国外大型民用客机的设计和适航认证的经验,建立了满足机轮收起着陆坠撞载荷适航认证符合性的三种分析计算模型和方法;采用分段模型和方法,以国外某民机为例,完成机轮收起着陆坠撞载荷的计算和分析。结果表明:本文给出的模型和方法能够成功地得到机身、机翼、平尾、垂尾等关键站位的弯矩、剪力、扭矩的瞬态载荷响应。根据该瞬态响应绘制的载荷包线能够有效地应用于飞机适航认证评估。文中建立的模型和方法能为国产大型民用客机的机轮收起着陆坠撞载荷计算提供参考。     

动载强度和锚固段长度对锚固洞室动态响应的影响研究

为了给动载下锚杆支护设计提供参考,基于模型试验,利用数值分析方法研究了动载强度和锚固段长度对锚固洞室的动态响应影响。结果表明:压应力、位移、振动速度、振动加速度时程曲线的振动规律与模型试验的结果比较相似;在相同动载作用下,随着锚固段长度的增加,自由锚加固洞室的拱顶位移峰越来越大,锚固洞室的振动速度和振动加速度峰值也随锚固段长度的增加越来越大;随着动载强度的增强,除了动载比较小外,全长加固洞室拱顶的位移峰值均比自由锚加固洞室小;正、负向拱顶振动速度峰值都增大,拱顶负向振动速度峰值增加的速率比正向振动速度峰值增加的速率快;全锚加固洞室都是负向振动加速度峰值大于正向振动加速度峰值,自由锚加固洞室拱顶振动加速度从负向小于正向到负向大于正向,负向、正向振动加速度峰值比值逐渐增大。     

水下非接触爆炸作用下舱段模型的动态响应

对舱段缩比模型遭受水下爆炸冲击载荷时的动态响应进行了测量与分析。模型是参照水面舰船的典型舱段而设计的,用于评估普通船用钢材料模型的冲击响应。试验工况为远场非接触爆炸,介绍了药包/模型的几何特性,以及用装在舱室内、甲板处和龙骨上的加速度计来测量舱段模型的冲击运动。     

蜻蜓非均匀柔性前翼扑动飞行的气动性能研究

为了探究柔性对于蜻蜓前翼在扑动向前飞行时的气动性能, 本文根据蜻蜓前翼的实际参数建立蜻蜓前翼模型, 提出了两种柔性分布方式即均匀柔性分布和沿蜻蜓前翼弦向的变柔性分布. 本文通过STAR-CCM+软件, 首先采用重叠网格和双向流固耦合技术, 用于实现蜻蜓前翼的扑动流固耦合, 其次通过改变蜻蜓前翼固体区域的杨氏模量函数从而实现蜻蜓前翼的两种不同柔性分布. 结果表明, 在均匀柔性分布条件下, 柔性翼在杨氏模量较小时的升力系数和阻力系数曲线的变化规律滞后于刚性翼半周期并且给飞行增加阻力, 但是随着杨氏模量的逐渐增加即柔性逐渐减小, 蜻蜓前翼受到的阻力减小, 获得的推力增加且推力给予蜻蜓前飞的动量增量、加速度以及时均推力系数先增加后减小. 在合理的非均匀柔性分布条件下, 柔性翼显著提高推力系数峰值和时均推力系数, 在扑动前飞时, 给予蜻蜓前翼较大的动量增量以及加速度. 两种柔性分布方式的蜻蜓前翼与刚性翼对比之下, 蜻蜓前翼在柔性为非均匀柔性分布时可以获得更好的气动性能.      

舰船底部液舱结构在水下爆炸作用下的动态响应实验研究

实验研究了舰船底部液舱双层板结构在水下爆炸作用下的动态响应问题。对舰船底部液舱模型在空载、半载和满载状态下进行了水下爆炸实验,测量了底部液舱外板和内板的壁压、加速度和动态应变等参数。在此基础上,分析了船体底部液舱外板和内板在水下爆炸作用下的响应特点,液舱满载时水下爆炸冲击波的透射作用和半载液舱飞溅载荷对内底的冲击作用等问题。     

复合材料波纹梁盒段耐撞性的数值模拟

运用MSC/DYTRAN有限元软件,结合参数等效的方法对复合材料波纹梁盒段的碰撞过程进行了数值模拟,获得了波纹梁盒段碰撞时的破坏过程、载荷-时间曲线、能量吸收能力等数据,将计算结果与M.A.McCarthy的试验结果进行对比,可以发现两者比较吻合。从而说明采用参数等效的方法可以得到复合材料结构耐坠撞性设计中需要的数据。     

鸭式旋翼/机翼飞机悬停及小速度前飞气动干扰实验研究

鸭式旋翼/机翼飞机是一种新概念可垂直起降高速飞行器,为了解该飞机在悬停及小速度前飞时的全机气动干扰特性,在南京航空航天大学开口风洞中进行了飞机全机气动力实验,实验采用多台测力天平分别测量主机翼和机身的气动力.结果表明,悬停时受主机翼高速旋转产生的下洗尾流影响,机身产生了较大的法向力和低头力矩;前飞时下洗尾流对机身的法向力和俯仰力矩有比较严重的干扰,对滚转力矩和偏航力矩干扰较小,对侧向力有一定影响.实验结果为飞机的飞行动力学特性研究以及控制律设计提供了参考.＃     

A comprehensive analysis of wing rock dynamics for slender delta wing configurations

The paper deals with the study of an analytical model of wing rock, based on parameter identification of experimental data. The experiments were performed in the Aeronautical Laboratory of Politecnico di Torino, in the D3M Low Speed Wind Tunnel, on a 80^° delta wing with a modular fuselage, designed with a cylindrical forebody and a conical nose tip. Free-to-roll tests have been used to determine build up and limit cycle characteristics of wing rock. An analytical nonlinear model was derived. Parameters were identified by means of least squares approximation of experimental data with coherent initial conditions. The consistency of time histories, reproduced by numerical integration, was also analyzed. This formulation correctly predicts stable limit cycles for a wide range of airspeeds, angles of attack, and release roll angles. Finally, the impact of aircraft configuration on wing rock parameters is here outlined.     

轮胎破片冲击机身的非等比例相似模型研究

为降低机身结构抗冲击性能的实验成本,利用相似理论建立机身的非等比例缩放模型,开展模型实验是行之有效的方法。基于量纲分析的方法,建立Johnson-Cook线性应变率函数的修正关系;鉴于生产制造技术的限制,考虑扭曲厚度的非等比例机身模型对相似性行为的影响,采用指数函数法建立了非等比例模型的相似修正关系。通过对比实验中破片冲击过程的变形形态、靶板的应变时间历程曲线和最终变形轮廓,验证了数值模型的有效性。此外,分析了破片偏航姿态、机身材料、厚度和质量等因素对机身结构抗冲击性能的影响。结果表明:(1) 150 m/s的冲击速度下,破片冲击角度90o和着靶角度180o是最严苛的冲击条件。综合多种因素,分析认为3.5 mm厚的钛合金为机身结构的最佳选择,并以此作为全尺寸原型验证相似模型;另外,提出了一种可以快速获取缩比模型的设计方法。(2)应变率效应对轮胎破片冲击机身结构的影响并不显著,等比例缩放模型与原型结果吻合较好。(3)厚度扭曲的非等比例模型能够有效地预测原型结构的变形行为;虽然,在时间尺度上,模型与原型存在一定的偏差;但是,在空间尺度上,非等比例相似模型能够有效地修正扭曲厚度造成中心最大挠度的预测误差,修正后的最大误差不超过5.1%,这表明该方法能够有效地指导机身结构的相似模型设计。     

水陆两栖飞机波浪水面上降落耐波性数值分析

在规定的气象水文条件下,水陆两栖飞机起飞和降落的能力是决定其性能的重要因素,即耐波性能。采用ALE方法对流体域进行描述,运用基于微幅波理论的动边界数值造波方法模拟了不同波高和不同波长的动态海平面波浪,通过添加质量阻尼的消波方法抑制了固壁边界反射波对造波结果的影响,并采用罚函数耦合方法描述飞机与水体的耦合作用,研究了水陆两栖飞机在不同海情条件下波浪面上降落的纵摇运动、升沉运动以及底部压力等运动学和动力学特性,分析了水陆两栖飞机入水波浪的波长及波高对水陆两栖飞机耐波性能的影响,为飞机结构设计、水上降落操作规则制订及水陆两栖飞机耐波性物理水池试验提供参考。     

气动载荷压心变化对机翼结构重量的影响

借助PATRAN、NASTRAN有限元分析工具,着重研究机翼结构重量因气动载荷压心变化而产生的影响。气动载荷的压心变化通过在飞机巡航状态中某一个载荷情况下真实的气动载荷基础上叠加一个微小量的分布载荷来实现,保证新得到的气动载荷与原始的气动载荷总载保持一致,从而使得气动载荷的压心位置发生变化。通过理论分析和简单的有限元分析验证,得到了气动载荷压心变化下机翼蒙皮、长桁等单元的应力分布和增长规律,进而得到气动载荷压心变化与机翼结构增重之间的函数关系:气动载荷压心向翼尖方向移动1%,机翼结构重量增重2.46%。该结论可以为其他型号的民机机翼设计提供参考依据。     

直升机旋翼／机身耦合系统的气弹响应分析（二）方程的求解

在文（一）得到的直升机旋翼系统运动方程的基础上,运用动态子结构的方法对旋翼系统和机身作为相对独立的部分进行分析,通过界布的力平衡和几何协调将子系统耦合系统整体系统,用分割－迭代法求解直至旋翼系统和机身的响应同时收敛到精度要求,并研制相应的计算程序,给出了工程算例。     

Methodologies for weight estimation of fixed and flapping wing micro air vehicles

One of the important steps in the sizing process of fixed and flapping wing micro air vehicles (MAVs) is weight estimation of the electrical and structural components. In order to enhance the flight performance and endurance of MAVs, it is required to carefully estimate their weight with a minimum error. In this study, methodologies to estimate the weight of fixed and flapping wing MAVs are proposed. After dividing the total weight of the MAV into weights of structural and electrical components, these two weights are separately identified. The weight of the MAV electrical components is estimated by using engineering design techniques and the weight of the structure is identified by using statistical and computational methods. The proposed methodology for structural weight estimation is based on calculating the percentage of the used material in the construction of different parts of MAVs and then presenting the weight of each part in terms of the wing surface. The proposed computational method gives the exact estimation for the weight of each structure component, such as wing, tail, fuselage, and etc. Based on the offered method for weight estimation of MAVs, the weight estimation of a fixed wing MAV with inverse Zimmerman planform and a flapping wing MAV named “Thunder I” are experimentally shown. This developed methodology gives guidelines for weight estimation and determination of the structural weight percentages in order to design and fabricate efficient fixed and flapping wing MAVs.     

Velocity field near a wing—Fuselage combination at an angle of attack in a supersonic stream

To investigate interference between the wing and fuselage at supersonic flight velocities, one can, besides numerical methods based on the exact equations of motion, make effective use of the theory of small perturbations [1]. This is the direction adopted, in particular, in [2–4], in which the problem is solved in the framework of linear theory. In [5], the results obtained in the first approximations are corrected by taking into account the following term in the expansion of the potential function in a series in a small parameter. The present paper considers the velocity field near an arbitrarily profiled wing with supersonic edges and the features due to the presence of the fuselage. A general expression is found for the singular term of the asymptotic expansion of the solution of the linear equation in the neighborhood of the Mach cone with apex at the point of intersection of the leading edge of the wing with the surface of the fuselage. A uniformly exact solution for the linear differential equation for the additional velocity potential is constructed. The position and intensity of the shock wave on the upper surface of the wing are determined. Analytic dependences and quantitiative estimates are obtained for the local downwashes below the wing in the region of the flow where the linear theory leads to the largest errors. The obtained results are important for the correct determination of the aerodynamic characteristics of aircraft in the three-dimensional velocity field produced by the wing-fuselage combination.Translated from Izvestlya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 6, pp. 136–148, November–December, 1980.I am grateful to M. F. Pritulo for discussing the results of the work.     

高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性, 选取圆锥?圆台机体组合捕获翼概念构型, 在马赫数0.3 ~ 3速域范围内, 选取典型状态点, 采用数值模拟在 0°攻角条件下进行了计算和分析. 结果表明, 在整个速域范围内, 由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小, 因此二者之间的气动干扰最为明显, 且沿展向逐渐减弱. 同时, 随马赫数增大, 机体与捕获翼间的流场结构明显不同, 具体表现为: 当Ma<0.5时, 未出现流动分离现象, 当Ma>0.5时, 机体后段开始出现明显的流动分离, 由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道, 捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大; 进入跨声速速域后, 在捕获翼的影响下, 流动分离更加明显, 机体与捕获翼之间开始出现激波, 并且与分离区相互作用, 同时出现激波串, 捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时, 通道内激波位置基本到达机体尾部, 分离区基本消失; 当Ma>2以后, 整个流场呈现以激波为主导的结构形式, 捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.